CN111846290B - 一种运载火箭及其发射支撑尾段 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种运载火箭及其发射支撑尾段，包括上支撑环、下支撑环、蒙皮、桁条、中间框、上层中间框、下层中间框和滚控安装支座；桁条固定于上支撑环和下支撑环之间，蒙皮固定于上支撑环、下支撑环和桁条的内侧；中间框布置于蒙皮内侧面的一个圆周上，相邻的两节中间框首尾间隔有安装空位，滚控安装支座安装于安装空位处；在与安装空位对应的两个相邻的桁条上直插两个尾翼与火箭的连接部件，两个尾翼与火箭的连接部件对称布置于中间框的上下两侧，尾翼的内侧和尾翼与火箭的连接部件铰接；上层中间框设置于安装空位上方，下层中间框设置于安装空位下方。本申请在运载火箭的发射支撑尾段设置了滚控装置，并且保证了发射支撑尾段承载稳定性。
Description
技术领域
本申请涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭及其发射支撑尾段。
背景技术
运载火箭的发射支撑尾段作为运载火箭承载竖立的“基石”，在火箭起竖后，其与发射塔平台固定连接。运载火箭的发射支撑尾段承载全箭竖立重量，在火箭竖立工况下，运载火箭的发射支撑尾段承载箭体迎风面受到地面风产生的弯矩，并且运载火箭的发射支撑尾段还承载简体运输和吊装过程受到的刹车载荷，因此运载火箭的发射支撑尾段的承载性能尤为重要。
运载火箭的发射支撑尾段通常既承载，又功能要求需要较多，因此结构和布局形式及其紧凑。传统运载火箭尾段通常采用扩散式桁条结构，并通过中间环框增加整体刚度，或采用铸造结构，将载荷均匀化分配，满足尾段受到的载荷指标，但是现有的运载火箭的发射支撑尾段若设置滚控装置，则难以保证其承载的稳定性。
因此，如何在运载火箭的发射支撑尾段设置滚控装置，并且保证运载火箭的发射支撑尾段承载稳定性，是目前本领域技术人员需要解决的技术问题。
发明内容
本申请提供了一种运载火箭及其发射支撑尾段，以在运载火箭的发射支撑尾段设置滚控装置，并且保证运载火箭的发射支撑尾段承载稳定性。
为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：
一种运载火箭的发射支撑尾段，包括：上支撑环、下支撑环、蒙皮、多个桁条、多节中间框、上层中间框、下层中间框和滚控安装支座；桁条的上端与上支撑环的下表面固定连接，桁条的下端与下支撑环的上表面固定连接，蒙皮固定封装于上支撑环、下支撑环和桁条的内侧；多节中间框依次布置于蒙皮内侧面的一个圆周上，固定部件穿过蒙皮将中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接，并且相邻的两节中间框首尾之间间隔有安装空位，滚控安装支座安装于安装空位处；在与安装空位对应的两个相邻的桁条上直插两个尾翼与火箭的连接部件，并且两个尾翼与火箭的连接部件对称布置于中间框的上下两侧，尾翼的内侧和尾翼与火箭的连接部件铰接；上层中间框设置于安装空位的上方，并且通过固定件穿过蒙皮将上层中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接，下层中间框设置于安装空位的下方，并且通过固定件穿过蒙皮将下层中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，桁条分为截面矩较大的主桁条和截面矩较小的辅桁条，主桁条和辅桁条间隔布置于上支撑环和下支撑环之间。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，主桁条的下端固定连接至大梁接头，大梁接头固定连接至下支撑环。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，上支撑环具有水平环和由该水平环的内侧边向下延伸的竖直环，下支撑环具有水平环和由该水平环的内侧边向上延伸的竖直环，桁条的上端固定于上支撑环的水平环的下表面，桁条的下端固定于下支撑环的水平环的上表面，蒙皮的外侧面固定于桁条的内侧面，并且蒙皮的内侧面的上部固定于上支撑环的竖直环的外侧面，蒙皮的内侧面的下部固定于下支撑环的竖直环的外侧面。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，滚控安装支座包括：背板和卡箍，卡箍固定连接于背板的内侧面上，背板的外侧面贴合在安装空位处的蒙皮的内表面上，并且通过固定件穿过蒙皮将滚控安装支座的背板与桁条固定连接。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，上层中间框在竖直方向上与中间框具有一定长度的搭接量，下层中间框在竖直方向上与中间框具有一定长度的搭接量。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，中间框、上层中间框和下层空间框均包括：两个筋板和一个翼板；两个筋板延周向延伸，并且一边垂直于蒙皮与蒙皮外侧的桁条固定连接；一个翼板延周向延伸，并且翼板的一面垂直筋板与筋板的另一边固定连接。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，中间框、上层中间框和下层中间框的两端设置连接板。
如上所述的运载火箭的发射支撑尾段，其中，优选的是，上层中间框和下层中间框设置有C型环板，C型环板由筋板与蒙皮连接的一边向筋板的外侧延伸，并且C型环板与蒙皮贴合。
一种运载火箭，包括上述任一项所述的运载火箭的发射支撑尾段。
相对上述背景技术，本发明所提供的运载火箭的发射支撑尾段以及运载火箭，在运载火箭的发射支撑尾段设置滚控装置，并且保证运载火箭的发射支撑尾段承载稳定性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请实施例提供的运载火箭的发射支撑尾段的结构示意图；
图2是本申请实施例提供的尾翼与火箭的连接部件结构示意图；
图3是本申请实施例提供的滚控安装支座的结构示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。另外，诸如“上”、“上方”、下”、“下方”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释两个部件之间的位置关系。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
请参阅图1至图3，本申请提供了一种运载火箭的发射支撑尾段，包括：上支撑环110、下支撑环120、蒙皮130、多个桁条140、多节中间框150、上层中间框160、下层中间框170和滚控安装支座180。
其中，桁条140的上端与上支撑环110的下表面固定连接，桁条140的下端与下支撑环120的上表面固定连接，通常桁条140与上支撑环110和下支撑环120均垂直连接，并且每个桁条140与相邻的桁条140之间的间距相等，也就是多个桁条140均匀固定在上支撑环110和下支撑环120之间。优选的，桁条140可以分为截面矩较大的主桁条141和截面矩较小的辅桁条142，主桁条141和辅桁条142间隔布置于上支撑环110和下支撑环120之间，例如：两根主桁条141、两根辅桁条142依次间隔布置于上支撑环110和下支撑环120之间。蒙皮130固定封装于上支撑环110、下支撑环120和桁条140的内侧。
在上述基础上，优选的上支撑环110具有水平环和由该水平环的内侧边向下延伸的竖直环，下支撑环120具有水平环和由该水平环的内侧边向上延伸的竖直环，桁条140的上端固定于上支撑环110的水平环的下表面，桁条140的下端固定于下支撑环120的水平环的上表面，蒙皮130的外侧面固定于桁条140的内侧面，并且蒙皮130的内侧面的上部固定于上支撑环110的竖直环的外侧面，蒙皮130的内侧面的下部固定于下支撑环120的竖直环的外侧面。
多节中间框150依次布置于蒙皮130内侧面的一个圆周上，固定部件(图中未示出)穿过蒙皮130将中间框150与蒙皮130外侧的桁条140固定连接，并且相邻的两节中间框150首尾之间间隔有安装空位，用于在安装空位处安装滚控安装支座180。具体的，固定件穿过蒙皮130将位于安装空位处的滚控安装支座180和蒙皮130外侧与安装空位相对应的桁条140固定，以在安装空位处安装滚控安装支座180。优选的，蒙皮130外侧与安装空位相对应的桁条140为截面矩较大的主桁条141。
在上述基础上，滚控安装支座180包括：背板181和卡箍182，其中，可以将背板181设置为铝合金背板，将卡箍182设置为圆形卡箍，当然也可以是其他形式。卡箍182固定连接于背板181的内侧面上，背板181的外侧面贴合在安装空位处的蒙皮130的内表面上，并且通过固定件穿过蒙皮130将滚控安装支座180的背板181与桁条140固定连接。卡箍182用于固定滚控装置，通过卡箍182紧紧卡住滚控装置，通过背板181衔接固定形成整体，从而提升滚控装置在工作状态下的静稳定度，避免因工作产生的附加弯矩，并且提升整体承载能力。
在两个相邻的桁条140上直插两个尾翼与火箭的连接部件190。具体的，这两个尾翼与火箭的连接部件190对称布置于中间框150的上下两侧。另外，两个尾翼与火箭的连接部190设置在与安装空位对应的两个相邻的桁条140上。尾翼与火箭的连接部件190与火箭尾翼220的内侧铰接，以将尾翼220铰接于火箭的发射支撑尾段上。尾翼与火箭的连接部件190为集中力点，主要承受尾翼220在飞行过程中受到的法向力作用，而尾翼与火箭的连接部件190无法实现扩散力设计，因此本申请中尾翼与火箭的连接部件190采用钛合金结构，通过直插形式与主桁条141连接，依靠主桁条141较大的惯性截面矩实现结构的强度包络设计，通过多个桁条140与上支撑环110和下支撑环120的多点扩散连接，降低局部集中力的产生。
在上述基础上，滚控安装支座180在蒙皮130内侧分布于尾翼220的两侧，避免了火箭箭体在滚转时尾翼220遮挡喷流，降低滚动控制能力。
在上述基础上，上层中间框160设置于安装空位的上方，并且通过固定件穿过蒙皮130将上层中间框160与蒙皮130外侧的桁条140固定连接；下层中间框170设置于安装空位的下方，并且通过固定件穿过蒙皮130将下层中间框170与蒙皮130外侧的桁条140固定连接。另外，上层中间框160在竖直方向上与中间框150具有一定长度的搭接量，下层中间框170在竖直方向上也与中间框150具有一定长度的搭接量。通过上述多节中间框150间隔分布形成安装空位，从而为滚控装置的安装提供了空间，有效的避免结构上的干涉；并且中间框150连接蒙皮130外部的桁条140，防止了结构在大轴压过程中整体失稳；另外通过上层中间框160和下层中间框170与多节中间框150的配合，在不同的高度上等效连为一体，实现刚度的总体提升。
在上述基础上，中间框150、上层中间框160和下层空间框170均包括：两个筋板和一个翼板；两个筋板延周向延伸，并且一边垂直于蒙皮130与蒙皮130外侧的桁条140固定连接；一个翼板也延周向延伸，并且翼板的一面垂直筋板与筋板的另一边固定连接；两个筋板和一个翼板围成了一个空心结构中间框150、上层中间框160和下层中间框170。另外，中间框150、上层中间框160和下层中间框170均是通过型材滚弯工艺成型。
此外，中间框150、上层中间框160和下层中间框170的两端设置连接板，以封闭空心结构的中间框150、上层中间框160和下层中间框170，从而提升中间框150、上层中间框160和下层中间框170的整体抗弯截面矩，提升应力承载能力。在尾翼220承受的载荷增加的情况下，上层中间框160和下层中间框170还可以设置C型环板。具体的，C型环板可以为铝合金环板，厚度为4mm，C型环板由筋板与蒙皮130连接的一边向筋板的外侧延伸，也就是与位于上方的筋板连接的C型环板向上延伸，与位于下方的筋板连接的C型环板向下延伸，并且C型环板与蒙皮130贴合。通过固定件穿过蒙皮130将C型环板与位于蒙皮130外侧的桁条140固定连接，从而进一步的提升集中力承载能力。
在上述基础上，桁条140的下端通过大梁接头210实现将轴压和弯矩集中传力，实现整体扩散。具体的，桁条140的下端固定连接至大梁接头210，大梁接头210固定连接至下支撑环120，优选的，主桁条141的下端固定连接至大梁接头210。
本申请还提供了一种运载火箭，该运载火箭包括上述运载火箭的发射支撑尾段。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (7)
1.一种运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，包括：上支撑环、下支撑环、蒙皮、多个桁条、多节中间框、上层中间框、下层中间框和滚控安装支座；
桁条的上端与上支撑环的下表面固定连接，桁条的下端与下支撑环的上表面固定连接，蒙皮固定封装于上支撑环、下支撑环和桁条的内侧；
桁条分为截面矩较大的主桁条和截面矩较小的辅桁条，两根主桁条和两根辅桁条间隔布置于上支撑环和下支撑环之间；
多节中间框依次布置于蒙皮内侧面的一个圆周上，固定部件穿过蒙皮将中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接，并且相邻的两节中间框首尾之间间隔有安装空位，滚控安装支座安装于安装空位处；
在与安装空位对应的两个相邻的主桁条上直插两个尾翼与火箭的连接部件，并且两个尾翼与火箭的连接部件对称布置于中间框的上下两侧，尾翼的内侧和尾翼与火箭的连接部件铰接，以通过直插形式与主桁条连接，依靠主桁条较大的惯性截面矩实现结构的强度包络设计，通过多个桁条与上支撑环和下支撑环的多点扩散连接，降低局部集中力的产生；
主桁条的下端固定连接至大梁接头，大梁接头固定连接至下支撑环，以实现将轴压和弯矩集中传力，实现整体扩散；
上层中间框设置于安装空位的上方，并且通过固定件穿过蒙皮将上层中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接，下层中间框设置于安装空位的下方，并且通过固定件穿过蒙皮将下层中间框与蒙皮外侧的桁条固定连接；
上层中间框在竖直方向上与中间框具有一定长度的搭接量，下层中间框在竖直方向上与中间框具有一定长度的搭接量，以在不同的高度上等效连为一体，实现刚度的总体提升。
2.根据权利要求1所述的运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，上支撑环具有水平环和由该水平环的内侧边向下延伸的竖直环，下支撑环具有水平环和由该水平环的内侧边向上延伸的竖直环，桁条的上端固定于上支撑环的水平环的下表面，桁条的下端固定于下支撑环的水平环的上表面，蒙皮的外侧面固定于桁条的内侧面，并且蒙皮的内侧面的上部固定于上支撑环的竖直环的外侧面，蒙皮的内侧面的下部固定于下支撑环的竖直环的外侧面。
3.根据权利要求1或2所述的运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，滚控安装支座包括：背板和卡箍，卡箍固定连接于背板的内侧面上，背板的外侧面贴合在安装空位处的蒙皮的内表面上，并且通过固定件穿过蒙皮将滚控安装支座的背板与桁条固定连接。
4.根据权利要求1或2所述的运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，中间框、上层中间框和下层空间框均包括：两个筋板和一个翼板；两个筋板延周向延伸，并且一边垂直于蒙皮与蒙皮外侧的桁条固定连接；一个翼板延周向延伸，并且翼板的一面垂直筋板与筋板的另一边固定连接。
5.根据权利要求4所述的运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，中间框、上层中间框和下层中间框的两端设置连接板。
6.根据权利要求4所述的运载火箭的发射支撑尾段，其特征在于，上层中间框和下层中间框设置有C型环板，C型环板由筋板与蒙皮连接的一边向筋板的外侧延伸，并且C型环板与蒙皮贴合。
7.一种运载火箭，其特征在于，包括上述权利要求1-6任一项所述的运载火箭的发射支撑尾段。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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